JP2001226758A - Turbine blade and gas turbine member - Google Patents
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Abstract
Description
【0001】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、主に、腐食防止の
ためのコーティングに関し、特に、このようなコーティ
ングを有する部材に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a coating for preventing corrosion, and more particularly to a member having such a coating.
【0002】ここで開示している事柄は、本出願人が有
する、アレン、オルソン、シャー、セテルによる米国特
許出願第09/467,516号、名称「耐食性コーテ
ィングを有する部材」、アレン、オルソンによる第09
/467,517号、名称「耐食性コーティングを有す
る部材」、及びアレン、オルソン、シャー、セテルによ
る第09/467,202号、名称「部材に耐食性コー
ティングを施す方法及びコーティングされた部材」にも
開示されている。What is disclosed herein is Applicant's U.S. patent application Ser. No. 09 / 467,516 to Allen, Olson, Shah, Setel, entitled "Members with Corrosion Resistant Coatings," by Allen, Olson. 09th
No./467,517, entitled "Members with Corrosion Resistant Coatings" and No. 09 / 467,202 by Allen, Olson, Shah, Setel, entitled "Methods of Applying Corrosion Resistant Coatings to Members and Coated Members" Have been.
【0003】[0003]
【従来の技術】ガスタービンエンジンは、燃料である化
学的ポテンシャルエネルギを熱エネルギに変換し、続い
て、航空機の推進、発電、流体のポンピングなどの機械
エネルギに変換するためのよく発達した機構である。ガ
スタービンエンジンの効率を向上させるために使用され
る主な方法の1つは、作動温度を上昇させることであ
る。近代型ガスタービンエンジンの最も熱い部分(即
ち、エンジンのタービンセクション内の一次ガス流路)
では、ニッケルまたはコバルトベースの合金から鋳造さ
れたタービンエアフォイル部材が、その融点より高いガ
ス温度にさらされる。これらの部材は、部材内のキャビ
ティを冷却空気が通過していることによって溶けないで
残っている。冷却空気は、このキャビティを循環して部
材の温度を減少させ、部材に設けられた孔を通って部材
から流出し、ここで一次流路内に含まれる熱いガスと混
ざる。しかし、冷却空気を供給すると、エンジン効率が
低下してしまう。BACKGROUND OF THE INVENTION Gas turbine engines are well-developed mechanisms for converting the chemical potential energy, which is a fuel, into thermal energy and subsequently converting it into mechanical energy, such as aircraft propulsion, power generation, and fluid pumping. is there. One of the main methods used to increase the efficiency of gas turbine engines is to increase the operating temperature. The hottest part of a modern gas turbine engine (ie, the primary gas flow path in the turbine section of the engine)
In, a turbine airfoil member cast from a nickel or cobalt based alloy is exposed to a gas temperature above its melting point. These components remain undissolved due to the passage of cooling air through the cavities in the components. Cooling air circulates through the cavity to reduce the temperature of the member and exits the member through a hole in the member where it mixes with the hot gas contained in the primary flow path. However, supplying cooling air reduces engine efficiency.
【0004】従って、ガスタービンのハードウェア用の
コーティングに関して多くの開発がなされてきた。歴史
上、これらのコーティングは、タービンガス流路にさら
される表面の耐酸化性や耐食性を向上させるために施さ
れてきた。最近では、要求される冷却空気の量を実質的
に減少することができるように、最も高いガス流路温度
にさらされる内部冷却部材に断熱コーティングが施され
ている。Accordingly, many developments have been made with respect to coatings for gas turbine hardware. Historically, these coatings have been applied to improve the oxidation and corrosion resistance of surfaces exposed to turbine gas passages. More recently, thermal barrier coatings have been applied to internal cooling members that are exposed to the highest gas flow temperatures so that the amount of cooling air required can be substantially reduced.
【0005】[0005]
【発明が解決しようとする課題】コーティングは、部材
に構造強度を与えることなく部材の重量を増加させると
ともに、疲労寿命を短くするおそれがあるので、コーテ
ィングの適用は、要求される耐久性を達成するのに必要
な部材部分に意図的に制限される。タービンブレードな
どの回転部材の場合には、コーティングによる重量の増
加によって、ブレードを引っ張る力がかなり増加して、
より強度の高い即ち重量の重いディスクが必要となり、
更に、これにより、より強度の高い即ち重量の重いシャ
フトが必要となってしまう。従って、コーティングが絶
対必要である、一般に一次ガス流路面などであるブレー
ド部分に、コーティングの適用を厳しく制限することが
更に必要とされている。The application of the coating achieves the required durability, since the coating may increase the weight of the member without imparting structural strength to the member and shorten the fatigue life. Is intentionally limited to the parts required to perform the operation. In the case of a rotating member such as a turbine blade, an increase in weight due to the coating significantly increases the pulling force of the blade,
A stronger disk, that is, a heavier disk is required,
In addition, this requires a stronger or heavier shaft. Accordingly, there is a further need to severely limit the application of coatings to blade portions, where coatings are absolutely necessary, generally such as the primary gas flow surface.
【0006】ガス流路温度が増加すると、タービン部材
やタービンの一次ガス流路に直接さらされていない部材
部分も運転中に比較的高い温度にさらされるおそれがあ
り、従って、これらの部分にも保護コーティングが必要
となり得る。例えば、(プラットフォームの下面、ブレ
ードのネック部、及び接続用の鋸歯状部分などのタービ
ンブレード部分である)ガス流路にさらされていないタ
ービンブレード部分は、運転中に1200°F(約64
9℃)を超える温度にさらされるおそれがある。これら
のブレード位置は、図1Aにおいて符号18,19によ
って示されている。このようなブレード部分がさらされ
る温度は、タービンの運転温度が増加するのに伴って増
加し続けると予想される。[0006] As the gas flow path temperature increases, turbine components and those parts not directly exposed to the primary gas flow path of the turbine may also be exposed to relatively high temperatures during operation, and therefore these parts may also be exposed. A protective coating may be required. For example, turbine blade portions that are not exposed to the gas flow path (the turbine blade portions, such as the underside of the platform, the neck portion of the blade, and the serrations for the connections) may have 1200 ° F. (about 64 ° F.) during operation.
(9 ° C.). These blade positions are indicated by reference numerals 18 and 19 in FIG. 1A. The temperature to which such blade sections are exposed is expected to continue to increase as the operating temperature of the turbine increases.
【0007】本発明の目的は、熱いガス流に直接さらさ
れていない部材部分における腐食を防止するために耐食
性コーティングを提供することである。[0007] It is an object of the present invention to provide a corrosion resistant coating to prevent corrosion in parts that are not directly exposed to the hot gas stream.
【0008】本発明の他の目的は、熱いガス流に直接さ
らされていないタービンブレードの部分における応力腐
食割れを防止するために耐食性コーティングを提供する
ことである。It is another object of the present invention to provide a corrosion resistant coating to prevent stress corrosion cracking in those portions of the turbine blade that are not directly exposed to the hot gas stream.
【0009】本発明のまた他の目的は、ブレードのプラ
ットフォームの下側の領域におけるタービンブレードの
応力による腐食割れを防止するためにこのようなコーテ
ィングを提供することである。It is yet another object of the present invention to provide such a coating to prevent stress corrosion cracking of turbine blades in the region below the blade platform.
【0010】[0010]
【課題を解決するための手段】本発明の1つの形態で
は、改良された耐食性コーティングの適用によってガス
タービンエンジンの耐久性が向上する。通常、方向性凝
固のニッケルベース超合金からなるガスタービンエンジ
ン用のタービンブレードは、エアフォイル、根部、及び
ブレードのエアフォイルと根部との間に位置するプラッ
トフォームを含む。ブレードは、ブレードの根部に隣接
したブレードのネック部を有し、プラットフォームは、
ブレードのネック部に隣接する下面を有する。SUMMARY OF THE INVENTION In one aspect of the present invention, the durability of a gas turbine engine is increased by applying an improved corrosion resistant coating. Turbine blades for gas turbine engines, typically made of directional solidified nickel-based superalloys, include an airfoil, a root, and a platform located between the airfoil and the root of the blade. The blade has a blade neck adjacent the blade root, and the platform comprises:
It has a lower surface adjacent the neck of the blade.
【0011】本発明の1つの形態では、安定化ジルコニ
アなどの耐食性オーバレイコーティングが、プラットフ
ォームの下面やブレードのネック部の部分に望ましくは
プラズマ溶射によって施される。このコーティングによ
って、遮蔽されてガス流路に直接さらされていないプラ
ットフォームの下面などのブレード部分に堆積する塩に
よるブレードの腐食が防止され、部材寿命が延長され
る。このコーティングの他の利点は、ブレードの応力腐
食割れが防止されることである。耐食性オーバレイコー
ティングは、塩とその下のニッケルベース合金部材との
間のバリアとして働き、腐食や応力腐食割れを防止す
る。In one form of the invention, a corrosion resistant overlay coating such as stabilized zirconia is applied to the underside of the platform and the neck of the blade, preferably by plasma spraying. This coating protects the blade from corrosion due to salt build-up on the blade portion, such as the underside of the platform that is shielded and not directly exposed to the gas flow path, and extends component life. Another advantage of this coating is that stress corrosion cracking of the blade is prevented. The corrosion resistant overlay coating acts as a barrier between the salt and the underlying nickel-based alloy component, preventing corrosion and stress corrosion cracking.
【0012】本発明のより一般的な用途では、耐食性オ
ーバレイコーティングシステムは、ニッケル合金基材と
MCrAlY層との間もしくはMCrAlY層の上にア
ルミナイドまたは白金アルミナイドのボンドコートを含
むことができる。このボンドコートは、コーティング部
材に特定の特性を与えるように施すことができる。この
ような特性には、より効率的なブレードの修理及び製
造、耐久性の向上などが含まれ得る。In a more general application of the present invention, the corrosion resistant overlay coating system may include an aluminide or platinum aluminide bond coat between the nickel alloy substrate and the MCrAlY layer or on the MCrAlY layer. The bond coat can be applied to impart specific properties to the coated member. Such properties may include more efficient blade repair and manufacture, increased durability, and the like.
【0013】[0013]
【発明の実施の形態】図1Aでは、超合金材料から構成
され、かつ本発明を含むタービンブレードが参照符号1
0として全体的に示されている。タービンブレード10
は、エアフォイル12,(回転可能なタービンディスク
にブレードを接続するために使用される)鋸歯状ブレー
ド根部14、及びエアフォイル12と鋸歯状根部14と
の間に位置するプラットフォーム16を含む。ブレード
のプラットフォームの下面18と根部14との間の領域
は、ネック部19と呼ばれる。一般的に、タービンブレ
ード10(及び他のガスタービンエンジン部材)は、例
えば、単結晶もしくは成長の方向に平行に配向された複
数の柱状晶からなる方向性凝固のニッケルベース合金に
よって構成されている。このような合金の一般的な組成
を表1に示した。柱状晶、単結晶、及び方向性凝固合金
を開示する例示的な米国特許には、米国特許第4,20
9,348号、第4,643,782号、第4,71
9,080号、第5,068,084号が含まれる。従
来技術で周知のように、運転中にエアフォイルの特定部
分の上に冷却空気が流れるようにするために、タービン
ブレード10の1つもしくはそれ以上の部分に冷却孔を
設けることができる。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION In FIG. 1A, a turbine blade constructed from a superalloy material and incorporating the present invention is designated by the reference numeral 1.
It is generally indicated as zero. Turbine blade 10
Includes an airfoil 12, a serrated blade root 14 (used to connect the blade to a rotatable turbine disk), and a platform 16 located between the airfoil 12 and the serrated root 14. The area between the lower surface 18 of the blade platform and the root 14 is called the neck 19. Generally, the turbine blade 10 (and other gas turbine engine components) is comprised of, for example, a directional solidification nickel-based alloy comprising a single crystal or a plurality of columnar crystals oriented parallel to the direction of growth. . The general composition of such an alloy is shown in Table 1. Exemplary U.S. patents disclosing columnar, single crystal, and directionally solidified alloys include U.S. Pat.
9,348, 4,643,782, 4,71
No. 9,080 and 5,068,084. As is well known in the art, cooling holes may be provided in one or more portions of the turbine blade 10 to allow cooling air to flow over certain portions of the airfoil during operation.
【0014】[0014]
【表1】 [Table 1]
【0015】タービン部材の高温腐食の原因である(硫
酸ナトリウム、硫酸カリウム、硫酸カルシウム、硫酸マ
グネシウムなどの種々の混合物である)アルカリ硫酸塩
やアルカリ土類硫酸塩は、タービンガス流路の外側領域
に堆積するおそれがあることが発見された。これらの塩
は、海洋環境において流入空気とともに吸い込まれた
り、燃焼過程の結果として形成され得る。これらの塩に
よるブレードの腐食は、一般に(約1100°F[約6
93℃]である)塩の溶融温度よりも低い温度では非常
に限られている。しかし、タービンの運転温度が増加す
るにつれて、ガス流路から遮蔽されたブレード部分も硫
酸塩の溶融温度を超え、ブレードのネック部及びプラッ
トフォームの下面における腐食が促進されるおそれがあ
る。また、充分に高い応力レベルにおいて、これらの塩
が存在することによって、単結晶もしくは柱状晶構造を
有する方向性凝固のニッケルベースタービン合金の応力
腐食割れが起こり得る。このような材料の応力腐食割れ
は、新しく発見された現象である。Alkali sulfates and alkaline earth sulfates (which are various mixtures of sodium sulfate, potassium sulfate, calcium sulfate, magnesium sulfate, etc.) which cause high temperature corrosion of turbine members are formed in the outer region of the turbine gas flow path. Was found to be deposited on the surface. These salts may be drawn in with the incoming air in the marine environment or formed as a result of the combustion process. Corrosion of the blade by these salts is generally (about 1100 ° F. [about 6
93 ° C.] is very limited below the melting temperature of the salt. However, as the operating temperature of the turbine increases, the portion of the blade that is shielded from the gas flow path also exceeds the melting temperature of the sulfate, which can promote corrosion at the blade neck and the underside of the platform. Also, at sufficiently high stress levels, the presence of these salts can cause stress corrosion cracking of directionally solidified nickel-based turbine alloys having a single crystal or columnar structure. Stress corrosion cracking of such materials is a newly discovered phenomenon.
【0016】本発明の1つの形態では、耐食性のオーバ
レイコーティング(図1Bの符号21)が、タービンブ
レード10のプラットフォームの下面18やネック部1
9などの超合金基材20の部分に施され、これらの位置
におけるブレードの腐食または応力腐食割れを防ぐ。本
発明は、図1Aでタービンブレードとして示している
が、本発明は特定の部材に限定されるものではない。比
較的高い応力及び腐食条件にさらされている他の部材に
対しても、本発明は有益であると思われる。In one form of the invention, a corrosion resistant overlay coating (21 in FIG. 1B) is provided on the underside 18 and neck 1 of the platform of the turbine blade 10.
9 to prevent corrosion or stress corrosion cracking of the blade at these locations. Although the present invention is shown in FIG. 1A as a turbine blade, the present invention is not limited to any particular component. The present invention may also be beneficial for other components that are exposed to relatively high stress and corrosion conditions.
【0017】次に図1Bを参照すると、腐食を抑制する
セラミックコーティングが腐食または応力腐食割れを生
じやすい部材部分に施される。タービンブレードの実施
例では、このコーティングは、プラットフォームの下面
18及びネック部19に施され、これらの位置における
腐食または応力腐食割れを防止する。本発明は、図1A
においてタービンブレードとして示されているが、本発
明は、特定の部材に限定されるものではない。比較的高
い応力及び腐食条件にさらされている他の部材に対して
も、本発明は有益であると思われる。プラットフォーム
の下面18やネック部19などの選択された領域に施さ
れたオーバレイコーティングは、例えば、7YSZであ
る安定化ジルコニアなどの従来のタイプの断熱コーティ
ング材料とすることができるが、コーティングは、他の
成分を含むこともできる。他のセラミックコーティング
を使用した場合でも、同様の結果を得ることができると
思われる。例えば、1998年10月1日出願の米国特
許第09/164,700号、1998年5月22日出
願の継続出願第08/764,419号の、共に本出願
人が有し、かつ係属中である、名称「断熱コーティング
システム及び材料」を参照されたい。Referring now to FIG. 1B, a corrosion inhibiting ceramic coating is applied to those parts that are prone to corrosion or stress corrosion cracking. In a turbine blade embodiment, this coating is applied to the underside 18 and neck 19 of the platform to prevent corrosion or stress corrosion cracking at these locations. The present invention is illustrated in FIG.
However, the present invention is not limited to a specific member. The present invention may also be beneficial for other components that are exposed to relatively high stress and corrosion conditions. The overlay coating applied to selected areas, such as the underside 18 and neck 19 of the platform, can be a conventional type of thermal barrier coating material, such as, for example, stabilized zirconia, which is 7YSZ, but the coating may be other Can also be included. Similar results could be obtained with other ceramic coatings. For example, U.S. patent application Ser. No. 09 / 164,700 filed on Oct. 1, 1998 and continuation application No. 08 / 764,419 filed on May 22, 1998, both owned and pending by the present applicant. See the designation "Insulation coating systems and materials".
【0018】コーティングは、少なくとも約0.25ミ
ルから約5ミルまでの厚みまで表面に施される。タービ
ンブレードなどの回転用途では、コーティングの厚み
は、例えば、覆うべき部分にコーティングされていない
部分がないように、コーティングすべき領域を完全に覆
うとともに、一般的なブレード耐用期間に亘って保護を
与えるために必要な腐食寿命を提供するように充分でな
ければならない。最大のコーティング厚さは、一般に部
材に構造強度を与えることなく部材の重量を増加させる
コーティングの追加重量に関連する疲労のために制限す
る必要がある。従って、回転部材用の厚みは、約3ミル
よりも小さいことが望ましく、約2ミルであることが更
に望ましい。[0018] The coating is applied to the surface to a thickness of at least about 0.25 mil to about 5 mil. In rotating applications such as turbine blades, the thickness of the coating may, for example, completely cover the area to be coated, such that there is no uncoated area in the area to be covered, and provide protection over the typical blade life. It must be sufficient to provide the required corrosion life to give. The maximum coating thickness needs to be limited due to the fatigue associated with the additional weight of the coating which generally increases the weight of the component without imparting structural strength to the component. Thus, the thickness for the rotating member is preferably less than about 3 mils, and more preferably about 2 mils.
【0019】コーティングは、蒸着や溶射などの種々の
処理によって施すことができる。エアフォイル部分など
の、ガスタービンエンジンの他の部分にセラミック材料
を施すために以前から使用されているプラズマ溶射を使
用することが好ましい。The coating can be applied by various processes such as vapor deposition and thermal spraying. It is preferable to use plasma spraying, which has been previously used to apply ceramic materials to other parts of the gas turbine engine, such as the airfoil part.
【0020】図2は、本発明の別の実施例である。この
部材は、セラミック層と基材との間にアルミナを形成す
るコーティングを含む。例えば、部材は、上述のような
基材20と、MCrAlタイプのオーバレイコーティン
グまたはアルミナイド層などのアルミナ形成層22と、
を含むことができる。Y、Hf、Si、Reなどの他の
成分を含むことができるMCrAlコーティングやアル
ミナイドコーティングは、共に一般的に知られており、
ここでは、MCrAl及びアルミナイドの特定の組成や
施す方法に関して詳細に説明しない。例えば、MCrA
lYコーティングに関しては、米国再発行特許第32,
121号、アルミナイドコーティングに関しては、米国
特許第5,514,482号を参照されたい。これらの
特許は、共に本出願人が有するものである。セラミック
コーティングの場合と同様に、アルミナ形成層は、コー
ティングされる部材に構造的な強度を与えることなく、
重量を増加させてしまうので、必要以上に厚くしてはな
らない。続いて、7YSZなどのセラミックを、溶射ま
たは物理蒸着などの適切な処理によって施すことができ
る。FIG. 2 shows another embodiment of the present invention. The member includes a coating that forms alumina between the ceramic layer and the substrate. For example, the member comprises a substrate 20 as described above, an alumina-forming layer 22 such as an MCrAl type overlay coating or an aluminide layer,
Can be included. MCrAl coatings and aluminide coatings, which can include other components such as Y, Hf, Si, Re, are both commonly known,
Here, the specific composition of the MCrAl and the aluminide and the method of application are not described in detail. For example, MCrA
Regarding the lY coating, see US Reissue Patent No. 32,
No. 121, see U.S. Patent No. 5,514,482 for aluminide coatings. Both of these patents are owned by the applicant. As in the case of ceramic coatings, the alumina-forming layer does not impart structural strength to the component to be coated,
Do not make it unnecessarily thick, as it adds weight. Subsequently, a ceramic such as 7YSZ can be applied by a suitable process such as thermal spraying or physical vapor deposition.
【0021】本発明は、従来技術をかなり改善する。タ
ービンブレードのプラットフォームの下面などの高温及
び応力にさらされる部材の選択した部分にセラミックコ
ーティングを施すことによって、運転中に優れた腐食保
護及び応力保護が提供される。そのうえ、これらの部材
の他の部分や他の部材にセラミック材料を施すことに関
して、既にかなりの経験が蓄積されている。The present invention significantly improves upon the prior art. Applying a ceramic coating to selected portions of the component that are exposed to high temperatures and stresses, such as the underside of the platform of the turbine blade, provides excellent corrosion and stress protection during operation. In addition, considerable experience has already been accumulated in applying ceramic materials to other parts of these components and to other components.
【0022】本発明に関して、詳細に説明してきたが、
本発明の趣旨及び請求項の範囲から逸脱することなく、
種々の変更や代用を行うことができる。従って、本発明
は、実施例によって説明したものであり限定的に説明し
たものではない。Although the present invention has been described in detail,
Without departing from the spirit of the invention and the scope of the claims,
Various changes and substitutions can be made. Therefore, the present invention has been described with reference to the embodiments, and is not intended to be limiting.
【図1】図1Aは、本発明に係る超合金部材の説明図で
あり、図1Bは、図1Aの部材に施したコーティングの
説明図である。FIG. 1A is an explanatory diagram of a superalloy member according to the present invention, and FIG. 1B is an explanatory diagram of a coating applied to the member of FIG. 1A.
【図2】本発明の別の実施例を示す説明図である。FIG. 2 is an explanatory view showing another embodiment of the present invention.
10…タービンブレード 12…エアフォイル 14…鋸歯状根部 16…プラットフォーム 18…プラットフォームの下面 19…ネック部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 ... Turbine blade 12 ... Airfoil 14 ... Serrated root 16 ... Platform 18 ... Lower surface of platform 19 ... Neck
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 アラン デイヴィッド セテル アメリカ合衆国,コネチカット,ウエスト ハートフォード,ヒュラー ドライヴ 90 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continued on the front page (72) Inventor Alan David Setel 90 Hull Drive, West Hartford, Connecticut, USA
Claims (17)
ードであって、エアフォイルと、根部と、該ブレードと
該根部との間に位置するプラットフォームと、を定める
超合金基材を含み、該プラットフォームは、該根部に隣
接する下面を有し、前記プラットフォームの前記下面に
腐食を抑制するセラミックオーバレイコーティングが施
されていることを特徴とするタービンブレード。1. A turbine blade for a gas turbine engine, comprising a superalloy substrate defining an airfoil, a root, and a platform located between the blade and the root, the platform comprising: A turbine blade having a lower surface adjacent to the root, wherein the lower surface of the platform is provided with a ceramic overlay coating that inhibits corrosion.
レードのネック部にも施されていることを特徴とする請
求項1記載のタービンブレード。2. The turbine blade according to claim 1, wherein said overlay coating is also applied to a neck portion of said blade.
ジルコニアから構成されていることを特徴とする請求項
1記載のタービンブレード。3. The turbine blade according to claim 1, wherein said ceramic coating is comprised of stabilized zirconia.
ス超合金から構成されていることを特徴とする請求項1
記載のタービンブレード。4. The method of claim 1, wherein the substrate is made of a directionally solidified nickel-base superalloy.
A turbine blade as described.
合金から構成されていることを特徴とする請求項1記載
のタービンブレード。5. The turbine blade according to claim 1, wherein the substrate is made of a single crystal nickel-based superalloy.
ルよりも小さい公称厚さを有していることを特徴とする
請求項1記載のタービンブレード。6. The turbine blade according to claim 1, wherein said ceramic coating has a nominal thickness of less than about 5 mils.
ルの厚みを有していることを特徴とする請求項1記載の
タービンブレード。7. The turbine blade according to claim 1, wherein said coating has a thickness of about 0.25 to 3 mils.
み、前記セラミックコーティングは、該アルミナ層の上
に施されていることを特徴とする請求項1記載のタービ
ンブレード。8. The turbine blade according to claim 1, further comprising an alumina layer on a surface of the substrate, wherein the ceramic coating is applied on the alumina layer.
オーバレイボンドコートから形成されていることを特徴
とする請求項8記載のタービンブレード。9. The turbine blade according to claim 8, wherein said alumina layer is formed from an aluminide or an overlay bond coat.
で作動する超合金ガスタービン部材であって、この部材
は、熱いガスに直接さらされる第1の露出部分と、前記
ガスに直接さらされないように遮蔽された第2の遮蔽部
分と、エアフォイルと根部との間に位置するとともに該
根部に隣接する下面を有する第3の部分と、を含み、前
記第3の部分に腐食を抑制するセラミックコーティング
が施されていることを特徴とするガスタービン部材。10. A superalloy gas turbine component that operates in an environment with a gas temperature greater than 1,000 ° C., the component having a first exposed portion that is directly exposed to hot gas and a component that is not directly exposed to the gas. And a third portion located between the airfoil and the root and having a lower surface adjacent the root, the third portion inhibiting corrosion. A gas turbine member having a ceramic coating.
み、前記第1の部分は、エアフォイルであり、前記第2
の部分は、根部であり、前記第3の部分は、プラットフ
ォームであり、前記プラットフォームの下面にセラミッ
クコーティングが施されていることを特徴とする請求項
10記載のガスタービン部材。11. The member includes a turbine blade, the first portion is an airfoil, and the second portion is an airfoil.
11. The gas turbine member according to claim 10, wherein the portion is a root, and the third portion is a platform, and a lower surface of the platform is provided with a ceramic coating. 12.
から構成されていることを特徴とする請求項10記載の
ガスタービン部材。12. The gas turbine member according to claim 10, wherein the member is made of a directionally solidified superalloy material.
化ジルコニアから構成されていることを特徴とする請求
項10記載のガスタービン部材。13. The gas turbine component according to claim 10, wherein said ceramic coating is composed of stabilized zirconia.
ミルの厚みを有していることを特徴とする請求項10記
載のガスタービン部材。14. The coating according to claim 1, wherein the coating comprises
The gas turbine member according to claim 10, wherein the gas turbine member has a thickness of a mill.
含み、前記セラミックコーティングは、該アルミナ層の
上に施されていることを特徴とする請求項10記載のガ
スタービン部材。15. The gas turbine member according to claim 10, further comprising an alumina layer on a surface of said base material, wherein said ceramic coating is applied on said alumina layer.
は、前記プラットフォームの下面と異なる組成のコーテ
ィングが施されていることを特徴とする請求項1記載の
ガスタービンブレード。16. The gas turbine blade according to claim 1, wherein at least a portion of the airfoil is provided with a coating having a composition different from a lower surface of the platform.
は、金属製コーティングが施されており、前記プラット
フォームの下面には、セラミックコーティングが施され
ていることを特徴とする請求項1記載のガスタービンブ
レード。17. The gas turbine according to claim 1, wherein at least a portion of the airfoil has a metal coating, and a lower surface of the platform has a ceramic coating. blade.
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